民用飛機(jī)在飛行邊界狀態(tài)下的氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)是空氣動(dòng)力學(xué)的一大挑戰(zhàn),飛機(jī)失速特性是考核飛機(jī)安全性指標(biāo)的重要一環(huán)。在失速狀態(tài)下飛機(jī)的氣動(dòng)力呈顯較強(qiáng)的非線性特征,翼面出現(xiàn)大范圍流動(dòng)分離,為飛行帶來(lái)嚴(yán)重的安全問(wèn)題。從保證飛行安全性、提高飛行品質(zhì)的角度出發(fā),對(duì)民機(jī)失速狀態(tài)下的流場(chǎng)和氣動(dòng)特性進(jìn)行精細(xì)化分析是十分必要的。然而,失速過(guò)程中流動(dòng)分離現(xiàn)象的精確預(yù)測(cè)對(duì)數(shù)值模擬方法提出了很高的要求。一方面,傳統(tǒng)的RANS方法對(duì)于分離流動(dòng)的預(yù)測(cè)存在較大的局限性,另一方面LES方法巨大的計(jì)算耗費(fèi)使其難以廣泛應(yīng)用,這使得RANS-LES混合方法成為失速特性評(píng)估中一個(gè)相對(duì)較好的選擇。在眾多混合方法中,DES類方法以其簡(jiǎn)單的構(gòu)造形式和較廣的適用范圍,在復(fù)雜分離流動(dòng)分析中展現(xiàn)出巨大的應(yīng)用潛力。本文以民機(jī)失速狀態(tài)下的高精度數(shù)值模擬為研究目標(biāo),針對(duì)傳統(tǒng)RANS方法對(duì)失速分離預(yù)測(cè)的不足,基于不同湍流模型分別構(gòu)造了全局和分區(qū)域的DES類混合方法。通過(guò)在不同算例中的應(yīng)用,探討DES類方法的計(jì)算策略,分析數(shù)值耗散在DES計(jì)算中的影響,對(duì)比不同DES方法在復(fù)雜分離流動(dòng)問(wèn)題中的表現(xiàn)。采用所構(gòu)造的DES方法針對(duì)民機(jī)失速問(wèn)題開(kāi)展數(shù)值模擬,分析全機(jī)失速特性,深入認(rèn)識(shí)失速后流場(chǎng)的分離特征,為民機(jī)失速特性評(píng)估方法的完善提供參考。論文研究工作包括以下幾個(gè)方面:1.基于RANS方法對(duì)翼型失速和典型民機(jī)構(gòu)型的失速問(wèn)題進(jìn)行數(shù)值模擬,分析RANS方法在失速問(wèn)題中的表現(xiàn)。計(jì)算結(jié)果表明RANS方法對(duì)線性段的預(yù)測(cè)效果較好,但隨著迎角的增加和分離的出現(xiàn),RANS方法的不足逐漸凸顯,對(duì)失速迎角的預(yù)測(cè)有所滯后,對(duì)分離的變化不夠敏感。2.針對(duì)RANS方法在失速分離模擬中的不足,構(gòu)造RANS-LES混合方法。根據(jù)不同的混合機(jī)制,梳理RANS-LES混合方法的主要分類,分析不同DES類方法的構(gòu)造特征。按照DES方法不同的作用模式,將其分為全局和分區(qū)域DES方法,對(duì)DES類方法的計(jì)算策略進(jìn)行討論,分析了DES計(jì)算對(duì)網(wǎng)格和數(shù)值格式的需求。從減小數(shù)值耗散的角度出發(fā),構(gòu)造了基于五階WENO插值的Roe格式。3.對(duì)全局DES方法在復(fù)雜分離流動(dòng)中表現(xiàn)進(jìn)行計(jì)算評(píng)估。分別基于不同湍流模型構(gòu)造全局DES方法,針對(duì)NACA0021翼型過(guò)失速,超聲速底部流動(dòng)和多段翼復(fù)雜分離流動(dòng)開(kāi)展應(yīng)用研究,對(duì)比不同空間離散格式和不同DES方法的表現(xiàn),計(jì)算結(jié)果表明:1)相對(duì)于三階MUSCL-Roe格式,五階WENO-Roe格式對(duì)小尺度結(jié)構(gòu)有更好的解析能力。過(guò)大的格式耗散會(huì)影響平均流場(chǎng)結(jié)果。2)IDDES方法能夠提供較好表面壓力分布預(yù)測(cè)結(jié)果,MDDES方法對(duì)復(fù)雜分離流動(dòng)的預(yù)測(cè)效果較差,DDES-SA會(huì)過(guò)度延遲RANS到LES的轉(zhuǎn)換使得計(jì)算出現(xiàn)偏差。4.針對(duì)DDES方法中出現(xiàn)的轉(zhuǎn)換延遲現(xiàn)象,對(duì)分區(qū)域DES方法展開(kāi)研究�；趦煞匠蘫-ωSST湍流模型構(gòu)造分區(qū)域DES方法,針對(duì)流動(dòng)分離問(wèn)題的不同分類,采用了新的亞格子尺度定義并包含多種DES模式。采用所構(gòu)造的ZDES方法對(duì)多段翼復(fù)雜分離流動(dòng)和跨聲速激波振蕩現(xiàn)象進(jìn)行數(shù)值模擬研究,計(jì)算結(jié)果表明:1)ZDES方法能夠?qū)崿F(xiàn)從RANS到LES模式的快速轉(zhuǎn)換,避免了DDES中出現(xiàn)的轉(zhuǎn)換延遲的現(xiàn)象。2)相對(duì)于DDES和IDDES計(jì)算結(jié)果,ZDES能夠更好的捕捉激波振蕩的低頻特性。5.結(jié)合高階插值的低耗散Roe格式,將所構(gòu)造的ZDES方法應(yīng)用到民機(jī)失速問(wèn)題中,分別對(duì)翼型失速和典型民機(jī)構(gòu)型的失速特性開(kāi)展計(jì)算評(píng)估。1)對(duì)翼型失速的計(jì)算結(jié)果表明,ZDES方法能夠反映翼型失速的基本形態(tài),URANS預(yù)測(cè)的分離區(qū)域過(guò)大,失速迎角提前。分離區(qū)域的不穩(wěn)定性較弱。2)對(duì)典型民機(jī)構(gòu)型失速問(wèn)題的計(jì)算表明,主翼彎扭變形對(duì)失速分離產(chǎn)生抑制作用,延緩了失速的出現(xiàn)。URANS方法抑制了小尺度結(jié)構(gòu)產(chǎn)生,由于預(yù)測(cè)的主翼下洗效應(yīng)較弱,使得其得到的全機(jī)氣動(dòng)特性與實(shí)驗(yàn)產(chǎn)生較大差異。ZDES計(jì)算結(jié)果顯示在失速后,內(nèi)翼低壓分離區(qū)的誘導(dǎo)作用使主翼上出現(xiàn)橫向流動(dòng);受下洗效應(yīng)影響,主翼尾跡渦對(duì)平尾區(qū)域產(chǎn)生干擾;升力系數(shù)頻譜的主峰值隨著迎角的增加向低頻區(qū)移動(dòng)。通過(guò)計(jì)算分析深入認(rèn)識(shí)全機(jī)失速分離特征,為民機(jī)失速特性計(jì)算評(píng)估方法的完善提供參考。
【學(xué)位單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V328
【部分圖文】：

圖 1-1 RANS-LES 方法的分類廣義的 RANS-LES 混合方法應(yīng)該包括所有在同一流場(chǎng)中采用 RANS 和 LES 湍流的方法，而事實(shí)上很多亞格子尺度（Subgrid Scale，SGS）模型也是從 上推導(dǎo)而來(lái)的，不僅控制方程的結(jié)構(gòu)十分相似，許多湍流模型的構(gòu)成形式也

a) 網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu) b) 二維網(wǎng)格截面圖 2-3 LS0417 翼型計(jì)算網(wǎng)格.9.2 計(jì)算結(jié)果對(duì)比分別采用二維的 RANS 方法（以下簡(jiǎn)稱 2D-RANS）和三維的 RANS 方法（以下

20 f) 3D-RANS, 20 圖 2-5 速度分布和流線圖從實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以看出，LS(1)-0417 翼型的失速迎角為 16°左右，最大升力系maxL 1.6。計(jì)算結(jié)果顯示三種方法在小迎角狀態(tài)下的升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本一致著迎角的增大，在 6 以后，計(jì)算結(jié)果逐漸偏離實(shí)驗(yàn)值，三種方法得到的升力系

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本文編號(hào)：2832654